固体火箭发动机推力终止过程的数值分析

本文指出,在大、中型固体火箭发动机的推力终止过程中,打开反向喷管(或辅助排气孔)必定导致产生一系列强度相当大的压力脉冲,而现有的理论分析均不能预估和解释这一现象。本文提供了一组冷模拟实验结果,讨论了产生压力脉冲的原因,提出了估算其强度的方法,并且应用特征线法和激波拟合法进行一维非定常流动的数值计算,发展了一种能够同时预估压力脉冲强度的内弹道计算程序。预估结果与实验曲线吻合良好。     

挤压螺栓推力终止系统在固体火箭发动机中的应用

推力终止是固体火箭发动机研制中的一项新技术,挤压螺栓推力终止系统则是推力终止方案中比较好的一种.对各种推力终止方案的特点及优缺点分别作了介绍,并着重叙述挤压螺栓推力终止系统的工作原理和结构,给出了螺栓拉伸应力的计算公式.     

平均燃速法计算推力终止试验发动机性能参数

详细介绍了用平均燃速法计算推力终止试验发动机主要性能参数的数值方法。该方法借助于调整描述推力终止过程状态参数计算方程中某些待定参数，使计算的压强曲线尽可能与试验曲线吻合，从而确定这些待定参数（含第一稳态平均燃速）、第一稳态已燃装药量。然后在关闭反喷的条件下，用这些待定参数计算其余装药量产生的内弹道曲线，最终得到发动机性能参数。用迭代关机后压强冲量的方法确定第一稳态平均燃速，对实际发动机性能计算有实     

用聚能切割法实现推力终止实验研究

对用聚能切割法实现固体火箭发动机推力终止的方案开展了实验研究,推力、压强测量用于观测冲击及压强过程,高速运动分析仪用于观测切割过程。有限的实验结果表明,聚能切割能在3~6 m s实现燃烧室的快速降压熄火,从而实现推力终止,但固体推进剂在一段时间之后复燃,产生微小推力;聚能切割会产生较大的冲击力。     

某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

单室双推力固体火箭发动机装药

从理论上分析了单室双推力固体火箭发动机产生两级推力的机理.给出了在喷管膨胀比不变的条件下,采用改变燃烧面积和改变推进剂燃烧速度的方法设计出的若干种斗室双推力固体火箭发动机的装药型式.扼要介绍了单室双推力固体火箭发动机近年来应用新技术、新材料和新工艺的情况.     

固体火箭发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法

针对一个变截面开槽管状装药的单室双推力发动机,讨论了应用三维声学有限元法分析,确定燃烧室内腔的声学特性,以及在此基础上进行的发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法。应用本文编制的计算程序试算的结果表明:燃烧室内腔前10阶固有振型的预估误差不大于3％;该发动机的燃烧稳定性接近临界状态,与地面试验情况定性一致。     

中小推力可贮存推进剂火箭发动机的燃烧不稳定性问题

概要论述一些典型发动机研制中遇到的燃烧不稳定问题，重点介绍了２２Ｎ推力的Ｒ－６Ｄ发动机的燃烧不稳定现象及其解决方法。特别强调在中小推力可贮存火箭发动机研制中燃烧不稳定是应予以重点关注问题。     

低推力化学火箭发动机技术

本文回顾了旨在改进星船上推进系统应用的低推力化学火箭发动机的性能而正在进行的研究计划。通过建立燃烧和流动物理过程的新的预估方法;采用高温材料;改进部件设计优化性能;利用高性能推进剂等项措施.提高低推力化学火箭发动机的性能和工作寿命。改进的预估方法是通过局部和全局的预估值与试验数据的比较得到的。预估值是从有限反应速率动力学的 RPLUS Navier-Stokes 的计算机程序和联合军队、宇航局的方法中得出的。数据是从激光珍断系统和发动机试车实测性能得到的。结果表明,喷注器和燃烧过程的模型需要改进,流动显影技术,例如二维激光—感应莹光(LIF)显影技术对解决流动对称和剪切层的燃烧过程有所帮助。高温材料的制造工艺还在探索中,利用这些材料的小发动机正在进行设计、生产和试验工作。防氧化的铼涂铱保护层用化学气桕沉积工艺制成,从而使燃烧室工作温度升高800K。在地球可贮存推进剂(四氧化二氮和-甲基肼或无水肼)的发动机上,取消液膜冷却,改善燃烧效率.并控制喷注器的热沉温度,通过组合件的重新没计。获得了性能增益。铼铱两种材料互相扩散情况和抗氧化特性表明,推力室要求的几十小时的使用寿命是可以达到的。推力为22、62、440和559N 的火箭发动机已经设计、生产和试验了。试验证明,比冲性能提高了98～196N·S/kg。更高性能的推进剂通过了鉴定。这些推进剂(定义为空间可贮存推进剂),包括作为氧化剂的液氧,作为燃料的氮氢化合物或碳氢化合物。为此,专门设计和生产了液氧/肼发动机,其特征速度效率高达95%,面积比204:1时换算的真空比冲为3381N·S/kg。利用液氧/液氢推进剂,尤其在载人飞船上,其比冲性能可以得到进一步的提高,然而,某些特殊的设计必须改进,并通过飞行考核进一步完善。     

反向喷管连续锥形内型面的设计

介绍了一种反向喷管连续锥形内型面的设计技术，与一般型号的反向喷管内型面设计进行了对比。对连续锥形内型面反向喷管的推力终止装置试验结果进行了分析，并给出了结论。．     

固体发动机推进剂燃速预估研究

介绍了用随机小尺寸试验发动机平均燃速预估全尺寸发动机燃速的方法，讨论了全尺寸发动机燃速预估精度及其影响因素，并通过实例指出提高全尺寸发动机燃速预估精度的主要途径。     

固体火箭发动机推力偏心试验研究

火箭发动机的推力偏心是一个复杂而重要的问题,本文根据多种固体火箭发动机推力偏心试验的大量数据和观察到的现象分析,获得了一些有价值的结果,而这些结果可为火箭发动机设计者提供有益的参考。     

激光跟踪仪在固体火箭发动机推力线测量中的应用

分析了静态条件下发动机推力线横移和偏斜的产生原因,介绍了激光跟踪仪的测量原理,并提出了一种激光跟踪仪测量发动机推力线的方法。从测量方法和仪器两方面进行了精度分析。发动机推力线测量实例证明了该方法的可行性;误差仿真计算结果证明了该方法具有较高的测量精度。     

固体火箭发动机试验数据分析处理及管理系统

介绍了一种固体火箭发动机试验数据分析处理及管理系统。该系统具有标定、数据采集、试验数据分析处理、发动机性能预估、参数辨识及试验数据库管理功能。由于采用了发动性能预估和参数辨识的方法,使用该软件可以有效地提高试验效率和降低试验成本。     

固体火箭发动机的推力调节

简要介绍了几种可随机调节推力的固体发动机及其应用情况，着重介绍了胶状推进剂发动机的推力调节。     

固体火箭发动机的优化设计

为了加大射程,有必要对固体火箭发动机装药用计算机进行优化设计.根据最典型的指标要求(恒推力、定总冲)和约束条件(外圆直径受限),对固体火箭发动机装药的优化设计进行了讨论.以套筒型装药和两级式单孔管状药为例,介绍了计算机进行优化设计的方法和步骤,给出了程序框图.该方法程序简单,实用性强,但不适用于变推力的固体火箭发动机.     

双组元变推力液体火箭发动机的比冲特性

变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。     

液体火箭发动机试验推力测量传感器并联影响研究

介绍了推力测量传感器并联工作原理,进一步确定并联作为液体火箭发动机试验推力测量中多只传感器的电路连接方法。通过对多只传感器并联的选配与分析,在保证灵敏度与输出阻抗比值一定的情况下,该方法可以提高推力测量精度,同时输出力值不受偏心载荷影响。     

固体发动机内弹道计算不确定性研究

建立了固体发动机一维混合内弹道计算模型,提出了提高内弹道预估精度的工程方法.采用系统辨识法建立燃速模型、计算药柱初温分布和预估药柱真实燃面,建立了内弹道性能散布分析方法.算例应用研究表明,燃速模型参数不确定性是影响发动机内弹道计算精度的主要因素,除燃速模型参数外,对总冲变化的显著影响因子依次是燃气比热容比、推力系数因子、特征速度因子和药柱密度,对工作时间变化的显著影响因子依次是特征速度因子、药柱初温和药柱密度.     

固体发动机瞬态参数的变化规律

本文采用非定常—维两相平衡流模型,对固体火箭发动机在瞬态工作条件下的压强、推力、比冲、推力系数等参数的变化规律进行了研究,得出了上述瞬态参数的计算方法,计算得到的部分结果得到了实验验证,证明此方法可行。